空间相机大功率热源散热设计

为解决复杂外热流下散热面难以确定的难题,基于散热面总到达外热流最小的设计原则,对空间相机大功率热源散热设计进行研究。首先,根据相机所处空间环境分析相机受到的外热流。接着,通过分析外热流与热源工作模式,采用在相机两侧设置辐射冷板散热并通过热管耦合的方式,增大了热源的散热效率,减小了辐射冷板的面积。最后,根据相机所处空间环境和采取的热控措施利用热仿真软件进行了热分析验证。仿真结果表明：可见光组件温度为-1.9℃～12.9℃,红外组件温度为1.7℃～10.5℃,制冷机热端温度为-12℃～0.3℃,制冷机压缩机温度为-11.3℃～21.3℃。满足温控指标要求,解决了复杂外热流下相机大功率热源的散热问题。     

高分辨率可见光航空相机的热设计及热分析

为了确保工作在复杂环境中的航空相机能顺利完成任务,对其热控制技术进行了研究。分析了相机的热环境,建立了其换热模型并给出了外热流的计算方法。针对航空相机所处的复杂飞行环境及所需的热控指标,详细阐述了相机的热设计方案,利用热分析软件IDEAS-TMG建立了相机的有限元模型并对相机的两个极端工况进行了仿真分析。仿真分析结果表明:在两个极端工况中,主镜筒温度水平18±1℃、主镜筒轴向温差不大于1.5℃和周向温差不大于1.85℃,均达到了热控指标要求,热设计方案合理可行。该研究方法对各类航空相机的热设计和热分析有一定的指导和借鉴作用。     

复杂外热流条件下红外探测器组件热设计

为实现在复杂外热流条件下对CO2探测仪红外探测器组件温度的有效控制,对其进行了详细的热设计。对红外探测器周围外热流进行分析,确定了其散热面位置。基于红外探测器所处空间热环境以及自身高功耗、低热控指标的特点,提出热设计方案。对红外探测器组件有限元模型进行了热分析计算,得到各个转角姿态下的红外探测器组件的温度范围为-31.8~-26.9℃,计算结果满足设计要求。通过CO2探测仪热平衡试验对热设计进行了验证,试验中红外探测器组件的温度范围为-32.6~-30.1℃,试验结果与计算结果基本一致,满足热控指标要求,说明热设计方案在复杂外热流条件下合理可行,具有较好的适应性。     

基于温度水平的空间相机主动热控系统

为了让空间相机在适合的温度条件下工作,提出一种基于温度水平的主动热控系统。首先,分析相机达到温度平衡的条件,确定主动热控策略;其次,介绍热控系统的构成及工作原理;然后,将相机图像质量无本质影响作为条件,确定主动热控策略中的各项控温指标;最后,确定温度控制算法。相机在轨工作的实验结果表明:依据主动热控策略,系统能够控制相机温度达到平衡,主镜组件与基准温度的温差不大于1℃,主镜组件的周向温差不大于1℃,主镜与次镜组件的温差不大于2℃,主镜与三镜组件的温差不大于5℃,温度控制结果满足主动热控策略中的各项控温指标要求,满足相机工作时对温度的要求。     

相变热控在高空光学遥感器CCD组件中的应用

为保证高空光学遥感器CCD组件所需的温度水平,利用石蜡类材料的相变储热特性,设计了一种相变热控方案。分析了相变热控中封装容器及导热增强体材料。利用热平衡方程,计算了相变材料用量,设计了封装容器及导热增强体。通过CCD组件热试验测试了热控方案的热控效果。结果表明:在CCD组件连续工作2 h情况下,未采用相变热控方案的CCD组件温度范围为18～41.4℃,而采用相变热控方案的温度范围为18～28℃,满足热控指标要求。该相变热控已成功应用于某高空光学遥感器,可以作为其他航空光学遥感器CCD组件热控设计的参考。     

空间相机遮光罩的低功耗热设计

空间相机遮光罩的温度波动直接影响附近光学元件的温度波动,而光学元件的热变形将导致光学成像质量的下降。针对一种高分辨率空间相机的遮光罩,提出了几种不同的热控方案并进行了比对分析。首先,介绍了空间相机遮光罩的一般热控措施及效果并分析了影响空间相机遮光罩温度波动的外热流及传导热阻;然后通过仿真分析得到了三种不同热控方案下的温度数据及主动加热功耗数据,经过比对分析后选用了主动加热功耗少、温度波动范围小的热设计方案。最后,通过热平衡试验及在轨数据验证了选用方案的有效性。空间相机遮光罩的在轨温度范围为4.8~9.2℃,次镜温度范围为17.8~17.9℃,与仿真分析结果一致性良好,热设计合理有效,满足任务需求。     

小型非制冷红外相机

热成像相机是检验和环境监视的有用工具。以前这些热成像相机的探测器要求在低温下工作,因此,制冷系统增加了相机的重量和体积。现用的非制冷红外辐计进行工业检验,如炼钢、自动生产线、发电厂以及半导体制造用的辐射计热成像的质量很高。美国加州Goleta的Raytheon Amber公司与日本航空电子工业公司合作研制的Hotshot相机的成像器是由一个非制冷式微热敏电阻辐射计焦面阵列和液晶显示、用户接口窗口、PC存储板组成。工作波长8—14μm。相机可测量温度范围—20℃—300℃的辐射热数据,并可工     

双基高比立体测绘相机热分析与热设计

大基高比测绘相机斜视利于进行地面高程测量,小基高比测绘相机近正视利于进行平面高精度定位,并有利于降低畸变和减小遮挡。双基高比测绘是结合了大小基高比测绘优点的新型测绘手段,但需要对大功率设备进行高效散热,同时需为大尺寸镜面提供高精度温度梯度,这对双基高比立体测绘相机热控系统设计提出较高要求。文中采用耦合散热面、在大尺寸镜面背部设计铝合金热罩减小温度梯度、布置多路控温回路、利用高性能热管增强导热相结合的方式,对双基高比相机的热控系统进行详细设计。通过对相机外热流的分析,确定了=17,焦面组件、电子学器件、控制器同时工作的高温工况;=27,相机待机的低温工况。结合相机内热源及接口信息,制定了详细的热控方案,通过仿真分析验证了热控方案的正确性,各温控指标达到设计要求。文中可为我国双基高比立体测绘相机的研制提供热控方面技术支持。     

某低轨倾斜轨道相机热控系统设计与验证

某新型对地观测空间相机已随新技术试验星成功发射入轨。相机运行于低轨倾斜圆轨道为非太阳同步轨道,其面临的空间外热流变化非常复杂。为了保证相机在轨稳定工作,光学系统和承力结构需要具有较高的温度稳定性,低温红外探测器需要配备大功率制冷机。复杂的外热流环境和高稳定度的指标要求给热控系统的设计研制带来了极大的挑战。根据任务特点和需求,对热控研制任务展开了分析,提出了借助卫星平台姿态规避,间接辐射控温以及±X侧耦合散热面等热控措施。热平衡试验与在轨飞行实测数据表明,相机光学系统的温度水平保持在（18±2） ℃范围内,稳定度优于±0.3 ℃/轨,满足相机各项温度指标,证明相机热控设计方案合理可行,相机在轨工作条件良好。     

光轴竖直大口径长焦距平行光管热设计

工作在真空罐内的平行光管的工作环境特点决定了其与空间光学遥感器相同的热设计原则,光管的结构形式对工作温度提出了严格要求。首先,确定光管结构表面的热控涂层和多层隔热材料的包覆方式;其次,光管热设计的关键是加热区设计,设计了两种加热方案,从可实施性和加热功耗大小对两种方案进行了比较;最后,对最终的热设计方案进行仿真分析。结果表明:平行光管光机结构的温度水平可控在19.3~20.8℃,主镜温度为19.5℃,满足设计要求,验证了热设计方案的可行性,可对其他同类型的地面光机结构的热设计提供借鉴。     

Hα太阳空间望远镜热设计

Hα太阳空间望远镜具有对日光谱成像及全日面成像功能,具有多功能、高度集成化的特点。它位于卫星载荷舱内,在轨姿态多变,并且具有连续观测的工作模式,焦平面组件及电单机工作热环境苛刻,对热设计提出较高要求。通过星载一体化设计及相机结构合理布局,在卫星舱板靠近相机处预留辐射散热通道,合理设计散热面将工作热耗快速导出,保证各部组件温度满足指标要求。搭建热平衡试验平台,对高低温工况下的热分析和热平衡试验及在轨数据进行对比,同一工况下各电单机最大温差≤4℃,对热设计的正确性进行了验证。保证了Hα太阳空间望远镜在复杂空间环境下的正常工作,对此类空间太阳望远镜热控设计具有一定的借鉴意义。     

GEO星载激光通信终端二维转台伺服机构热设计

星载激光通信终端二维转台伺服机构是一种高精度指向调节机构,工作时对温度场稳定性及均匀性有较高要求,空间热环境剧烈变化是诱导其温度波动的外因。为达到在轨温度场精稳控制,提出了一种GEO星载经纬仪式激光通信终端二维转台伺服机构温控方案,通过机电热一体化结构设计选材、主动跟踪控温、散热及隔热设计等技术途径,实现了空间大尺寸的高精密二维转台伺服机构温度场稳定性与均匀性的精稳控制,并经过热试验与热分析综合验证,结果表明:工作轨道全寿命期间,伺服机构核心部件温度稳定控制在22.3～34.6℃范围内,温度场均匀性可控制在4℃以内。     

一种二极管型红外热探测器热学参数的电学等效测 试方法

红外热探测器的热学参数包括热容、热导、热响应时间,反应了结构信息和器件性能。精确有效地获得这些参数,对探测器的结构优化与性能评估具有指导意义。二极管型红外热探测器是红外热探测器的主要类型之一。基于二极管型红外热探测器的自热效应,提出了一种热学参数的电学等效测试方法,具有测量精度高且实现简单的特点。并对自制的一款二极管型红外焦平面阵列像元进行了测试,测试结果与理论分析相符,验证了方法的可行性。     

航空相机光学镜头被动消热一体化设计与验证分析

航空相机的使用环境温度变化范围较大,温度的变化会在相机光学镜头中产生温度梯度,影响相机成像质量。为保证相机光学系统的成像质量,需要对镜头在一定温度范围内进行消热设计。运用ZEMAX光学设计软件对某航空相机光学系统进行了热分析,并根据分析结果运用ANSYS软件实现了多片式、大视场角光学镜头被动式消热光机一体化设计,通过镜头内部补偿环节沿轴向的微位移改变镜间距,实现对光学系统不同温度下像质的补偿。同时,研制消热补偿试验件,采用一种高精度光学非接触式在线直接检测微位移的方法,精度达到±1 μm,完成了消热补偿试验件微位移测试。结果表明:不同温度下的微位移量与分析数据一致,最后通过对采用该消热一体化设计的实际航空镜头在不同温度下的像质检测,验证了该设计的有效性,镜头在各温况下性能良好。     

热管散热器数值仿真模型

热管作为导热性能特别高的良好传热元件近年来得到不断重视而越来越多运用于散热器结构中。但关于热管数值分析的方法研究不多,未能有效指导热管散热器结构设计。文章分析了热管导热的基本原理和内部结构,提出了一种适合热管传热数值分析的简化热传导仿真模型,将热管的复杂热特性用简化模型的当量热传导系数来表达,利用所提出的简化热传导仿真模型对一实际散热器进行分析、实验验证了该仿真结果,并讨论了热管导热效能必要条件。     

陶瓷复合FR4结构界面形貌与导热性能

基于热电分离式设计理念,将AlN陶瓷片金属化后作为微散热器嵌入FR4材料内形成了复合散热基板.采用电镜扫描、光学显微,通过冷热循环冲击试验对FR4与AlN两相界面处在高低温突变情况下的界面形貌进行了分析.利用ANSYS软件对基板进行了仿真热模拟,研究了AlN嵌入后FR4导热性能的变化规律.利用结温测试仪、功率计和半导体制冷温控台等仪器设备,通过结温测试对比研究了该复合散热结构与金属芯印刷电路板(MCPCB)对大功率LED封装散热效果的影响.结果表明,该复合散热基板在经低温-55℃,高温125℃,1 000个冷热循环后,FR4和AlN界面无剥离现象发生,在环境温度急剧变化的条件下结合力良好.同时,FR4在嵌入AlN之后,导热性能得到了明显改善,且与MCPCB相比,能更有效降低LED芯片结温.     

双视场航空相机光机优化设计

依据某航空相机光学设计指标设计了焦距为100 mm、400 mm的双视场相机,其长焦距全视场传递函数达0.3以上。为减小相机重量,提高其动态刚度,以相机主支撑结构的厚度和筋宽为设计变量,以固有频率不低于某值为约束条件,应用NX7.5软件对航空相机结构进行了优化设计。优化结果为相机质量减小了0.7 kg,一阶固有频率提高了13 Hz。对优化后的相机结构进行了模态分析和热分析,分析结果验证了优化设计的正确性。最后通过试验验证了设计结果的有效性。航空相机切实可行的光机设计有效地保证了整个系统的性能指标都能满足使用要求。     

PCB板级电路中高效散热结构的优化设计

印制电路板(PCB)厚度方向的导热系数比平面方向的导热系数小得多,为了改善板厚度方向的导热性能,提出了一种改进的自然对流冷却散热方式。首先,通过在PCB板中设计热过孔并在其背面安装散热器,应用热分析软件Icepak对散热模型进行仿真,优化设计散热器翅片的厚度和数目对功率器件温度分布的影响;然后,根据优化后的结果,选定最佳修正尺寸,制作测试结构;最后,采用热电偶法对其进行实验测试,结果表明此散热结构可有效降低器件的温度。     

重频50Hz风冷YAG固体激光器热设计及仿真分析

二极管抽运固体激光器的散热问题是激光器能量输出稳定的关键问题。为了解决散热问题, 以激重频50Hz、激光输出能量不小于150mJ的风冷YAG固体激光器为例, 计算了激光器产生的热量, 构建了激光器二极管及散热部件3维模型, 利用FloEFD软件进行热分析, 优化了分析结果并进行了试验验证。结果表明, 循环工作3次后, 激光器输出155mJ、50Hz的激光能量, 激光束散为2.9mard, 散热器的温度约为85℃; 该设计稳定可靠, 可以解决该激光器的散热问题, 以满足激光器各项指标, 保证其正常工作。该研究为激光器更深层次的热设计提供了参考。     

星敏感器组件的热设计

根据高分辨率卫星上星敏感器的特点和任务需求,通过仿真分析与试验相结合的方法对星敏感器组件进行热设计.首先,根据热变形分析确定星敏感器支架的热控指标为183 ℃.其次,根据轨道参数及结构布局获得3只星敏感器及其安装支架的外热流,同时考虑内热源分布及多层隔热材料表面参数的退化等因素,选用被动热控和主动热控相结合的热控模式.然后,通过仿真分析,得到星敏感器支架在低温工况和高温工况下的温度范围为17.0~19.1 ℃.最后,通过热平衡试验及在轨温度测试验证热设计,星敏支架在各试验工况下的温度范围为17.3~18.7 ℃,与分析结果相符;在轨测试星敏支架的温度范围为16.0~19.0 ℃,满足热控指标要求183 ℃.热设计合理有效,满足任务需求.